从分析高超声速飞行器机体/发动机一体化气动外形的特征出发,确定了高超声速飞行器气动外形设计任务和设计流程,综合理论分析、数值计算、实验设计、响应面方法和优化算法,建立了高超声速飞行器一体化外形设计方法体系。采用理论分析与数值计算,对飞行器二维流道的流场结构和流动特征进行了讨论。通过对二维前体/进气道构形和后体/尾喷管构形设计参数的讨论,掌握了参数对流场结构和气动特征的影响规律,并结合真实飞行的需要对飞行器进气道闭合/开启过程、低马赫数启动性能、发动机点火前后飞行器气动特征变化进行了初步分析。采用实验设计与数值分析建立了响应面近似分析模型,并通过优化算法针对不同的优化指标进行了构形的优化设计,提出了二维前体/进气道和后体/尾喷管优化设计方法。研究了二维流道扩展形成的发动机下腹式布局的高超声速飞行器一体化构形的三维溢流效应,从而提出了高超声速飞行器侧缘外形设计思想。对侧缘外形控制参数进行了讨论,结果表明合理的侧缘设计能够有效抑制侧缘溢流,改善进气道的流量捕获和飞行器气动特征。利用数值计算对飞行器一体化构形的气动特征进行了分析并建立了响应面近似分析模型用于气动外形优化设计。建立了高超声速飞行器一体化气动外形设计环境,能够实现飞行器基本构形设计与可视化,不同精度的气动特征分析及外形优化设计等功能。为了改善飞行器气动特征,提出了乘波侧缘于与发动机中心流道一体化设计思想。采用锥导乘波构形设计方法设计侧缘外形,并通过改变设计马赫数消除中心流道横向流动对侧缘乘波特征的影响,通过计算表明采用这一方法可以获得具有良好乘波特征和升阻比特征的外形。采用高超声速气动力预测方法对乘波构形进行了优化设计,获得了不同目标下的优化外形并进行了讨论。从真实飞行过程中防热要求出发,对钝前缘乘波构形的气动特征进行了考察,通过计算表明,钝前缘对乘波构形的气动特征特别是升阻比特征带来很大影响,可以采用部分钝前缘设计兼顾防热和升阻比的要求。开展了有动力飞行器一体化构形风洞实验研究,对飞行器在发动机点火前后气动力和力矩特征进行了测量。实验揭示了飞行器的基本气动特征及其变化规律。为了改善飞行器气动特征,设计了具有乘波特征的侧缘外形,实验结果表明新外形在提高升阻比的同时,也改善了飞行器的纵向力矩特征。